超聲速燃燒室等離子體射流點火實驗平臺設計

竇志國， 劉 毅， 鄧友義

(1. 裝備學院 激光推進及其應用國家重點實驗室， 北京 101416；2. 北京空間信息中繼傳輸技術研究中心， 北京 100094；3.裝備學院 訓練部，北京 101416)

超聲速燃燒室等離子體射流點火實驗平臺設計

竇志國1,3， 劉 毅1,2， 鄧友義1

(1. 裝備學院 激光推進及其應用國家重點實驗室， 北京 101416；2. 北京空間信息中繼傳輸技術研究中心， 北京 100094；3.裝備學院 訓練部，北京 101416)

為研究超聲速燃燒室等離子體射流點火特性，設計了一套包括超燃直連式實驗臺、點火裝置、流場觀測裝置和測量控制系統的超聲速點火和燃燒的實驗平臺。以煤油、乙烯為燃料，采用等離子體射流點火方式對該實驗平臺進行了測試，分析了典型火焰特征和燃料噴注位置對點火特性的影響。結果表明，該實驗平臺可完成超聲速燃燒室等離子體射流點火實驗，具有操作方便、實驗效率高的優點，可為開展超聲速點火和燃燒研究提供依據。

超聲速燃燒室； 等離子體射流； 點火特性； 實驗設計

超聲速點火和燃燒是超燃沖壓發動機的關鍵技術[1]，超燃沖壓發動機工作狀態下可燃混氣在燃燒室內駐留時間僅為毫秒級[2]，在如此短的時間內要實現可靠點火和穩定燃燒是超燃沖壓發動機燃燒室的難點。在低馬赫數飛行條件下由于來流總焓不足以實現發動機自點火，因此需要采用強迫點火方式。開展超聲速點火和燃燒需要大量的實驗數據作為支撐，因此，需要搭建一套操作方便、測量精度高的實驗平臺。

開展超聲速點火和燃燒實驗研究一般采用超燃直連式實驗臺，主要包括加熱器、噴管、燃燒室等。對于點火裝置，傳統的點火方式包括支板[3-4]、引導火焰[5-6]、節流點火[7]和電火花點火[8]等，這些傳統點火方法對發動機燃燒室工作條件要求較高，在臨近空間環境下，大氣溫度和壓力都比較低，進入發動機燃燒室的來流流量小，燃燒室點火更加困難。為解決發動機燃燒室點火這一難題，等離子體點火助燃技術受到世界眾多國家的廣泛關注[9-11]。

本文建立了一套可用于超聲速點火和燃燒的實驗平臺，采用等離子體射流點火方式，開展了超聲速燃燒室等離子體射流點火實驗，分析了典型火焰結構特征和燃料噴注位置對點火特性的影響。

1 實驗平臺搭建

分別搭建了超燃直連式實驗臺、點火裝置、流場觀測系統和測量控制系統。實驗平臺結構示意圖見圖1。

圖1 實驗平臺結構示意圖

1.1 超燃直連式實驗臺

超聲速燃燒直連式實驗臺主要包括加熱器、噴管、燃燒室等。加熱器主要作用是將空氣加熱使其達到所模擬的飛行條件；噴管的作用是將加熱的空氣加速，產生均勻超聲速氣流進入燃燒室；燃燒室完成燃料噴注點火，并實現穩定燃燒，產生高速高溫氣流經延長段加速排出。圖2為超燃直連式實驗臺裝置圖。

圖2 超燃直連式實驗臺

1.2 點火裝置

等離子體點火裝置采用氬弧切割焊電源改裝的等離子體射流進行強迫點火。工作氣體可選用氮氣、空氣、氬氣。通過調節工作氣體的噴注壓力和電源電流進行等離子體射流的功率控制。通過前期的初步實驗，并考慮燃燒室的背壓特征，采用工作氣壓力55×105Pa(5 atm)作為基準工況。圖3為等離子體射流點火裝置。

圖3 等離子體射流點火裝置

1.3 流場觀測裝置

流場觀測采用高速攝影儀和紋影系統，對流場結構和火焰特征進行拍攝。紋影系統主要由兩面紋影鏡構建，要求視場能夠覆蓋被測流場區域，滿足測量靈敏度和測量范圍的要求，能夠將光源狹縫面精確成像于刀口面上。紋影顯示原理是利用紋影儀將光線通過氣流擾動區后引起的不同方向的偏折光區分開來，將產生的光源像位移用紋影刀口擋掉部分，以改變視屏上的照度，使擾動區折射率的變化呈現為視屏上明暗變化的紋影圖像。圖4為紋影顯示原理示意圖。

圖4 紋影顯示原理示意圖

光源系統如圖5所示，根據實驗需要，采用碘鎢燈和激光光源。碘鎢燈采用功率50 W的碘鎢燈，可獲得連續均勻背景光。光源經透鏡聚焦，通過狹縫去除邊緣不均勻部分。激光光源包括脈沖激光器和連續激光器，可根據需要產生脈沖激光或者連續激光。

圖5 光源系統

2 實驗平臺測試

圖6為用于實驗的燃燒室結構圖，圖中實線為燃燒室壁面輪廓圖，虛線表示通過更換壁面部件可實現的燃燒室構型。為了提高實驗效率，研究過程中在一次實驗時序同時加入氣態(乙烯)、液態(煤油)燃料進行噴注過程。實驗過程中，液態煤油分別在K1、K2、K3 3個位置進行噴注，噴注孔采用3個直徑為0.6 mm直孔。氣態乙烯在凹腔前沿15 mm的位置I1進行噴注。根據實驗臺氣流模擬能力，本文共模擬兩種燃燒室入口來流狀態，即Ma2和Ma3，來流參數及模擬的飛行狀態見表1。

圖6 燃燒室構型、燃料噴注位置及點火位置示意圖

實驗過程中，加熱器通過燃燒氫氣并補充氧氣方式啟動，為燃燒室提供高焓氣流；加熱器穩定工作后，燃燒室內進行燃料噴注，實現燃料的點火和穩定燃燒，最后依次關閉各管路供應系統終止實驗。在加熱器有效參數時間范圍內，采取先噴注氣態燃料，后噴注液態燃料的方式進行實驗，確保燃料的工作交互時間為1 s，并在各自單獨噴注的時間間隔內設置等離子體和高能火花點火(圖6中Pi為不同的點火位置)。該實驗時序可用于同時考察氣態燃料和液態燃料分別在兩種點火方式下的點火性能及其引導點火過程。

表1 實驗研究典型工況

圖7為兩類典型工況的加熱器運行參數實驗結果(圖中p0和T0分別為總壓和總溫)，從圖中可以看出加熱器運行平穩，響應迅速，性能指標滿足實驗要求。

圖7 兩類典型工況運行參數實驗結果

3 實驗結果與分析

3.1 火焰特征分析

圖8為Ma2來流條件下的幾種典型的火焰結構特征。其中煤油在K1位置噴注，噴注壓力為4 MPa，乙烯在I1位置采用單孔和展向三孔噴注，噴注壓力為3 MPa。圖8(a)為煤油自穩定火焰結構，火焰主要集中在凹腔內部，自凹腔前緣向下游發展厚度增大，火焰明亮范圍增大，剪切層區域的火焰高度發展緩慢，基本位于剪切層以內；圖8(b)為煤油在等離子體射流作用下的火焰結構，從圖中可以看出，等離子體射流對煤油火焰結構無明顯改變；圖8(c)為乙烯自穩定火焰，火焰主要集中在剪切層，沿剪切層發展火焰厚度增加，火焰明亮區范圍增大；圖8(d)所示為乙烯在等離子體射流作用下的火焰結構，從圖中可以看出，火焰明亮范圍增大、突起位置前提，分析認為等離子體射流對凹腔內燃料的卷吸助燃作用，增強了燃燒放熱程度。

圖8 Ma 2條件下典型火焰特征

圖9為Ma2來流下乙烯在等離子體射流作用下的凹腔火焰建立過程，乙烯在I1位置采用三孔噴注，噴注壓力為3 MPa。在點火初期，火焰呈現淡藍色，無明顯明亮區域，隨后凹腔呈現黃色火焰，表現出富燃特征，最后在等離子體射流作用下，凹腔內積存燃料消耗，黃色富燃火焰消失，形成乙烯自穩定火焰，可見等離子體射流可以消耗凹腔內積存燃料，改善富燃現象，增強火焰穩定性。

3.2 燃料噴注位置對點火特性的影響

在本次點火實驗中，液態煤油在隔離段中部噴注，煤油經長距離輸運實現預蒸發，煤油點火成功并實現穩定燃燒。圖10所示為Ma2來流下煤油采用凹腔上游噴注和凹腔前壁面噴注時點火瞬間的高速攝影圖像。圖10(a)和(c)為煤油在凹腔前方進行橫向噴注時等離子體和高能火花的放電圖像，噴注壓力為4 MPa。圖10(b)和(d)為燃油在凹腔噴注時的點火圖像，對于凹腔內直接噴注情形采用了在凹腔內補入空氣的方法進行燃料濃度調節，但是由于實驗中缺乏各組分流量的精確控制設備，使得凹腔內的濃度未達到預定目標，點火仍難以實現。從圖10中的(b)和(d)可以看出，該條件下凹腔剪切層區域覆蓋著稠密的燃料液滴，點火位置的燃油以兩相流狀態存在，周邊散布的稠密液滴將吸收大量的放電能量，并有部分液滴卷吸進入凹腔參與初始火核的形成，使得點火初始火核難以生成。

圖9 等離子體射流點燃乙烯的凹腔火焰建立過程

圖10 Ma 2來流下兩相態煤油噴霧的點火激勵特征

4 結語

在超聲速點火和燃燒中，等離子體射流點火技術點火能量大、射流穿透度高、可產生大量活性自由基，具有廣泛的應用前景[12-14]。本文搭建的超聲速點火和燃燒實驗平臺，可開展超聲速燃燒室等離子體射流點火和流場觀測實驗，分析典型火焰特征和燃料噴注位置對點火特性的影響，具有操作方便、實驗效率高的優點，可為開展超聲速點火和燃燒研究提供依據。

References)

[1] 李鋼, 李華, 楊陵元. 俄羅斯等離子體點火和輔助燃燒研究進展[J]. 科技導報, 2012, 30(17):66-72.

[2] Varatharajan B, Williams F A. Ethylene Ignition and Detonation Chemistry, Part 2: Ignition Histories and Reduced Mechanisms[J]. Journal of Propulsion and Power, 2002, 18(2):352-362.

[3] Masuya G, Komuro T, Murakami A. Ignition and Combustion Performance of Scramjet Combustors with Fuel Injection Struts[J]. Journal of Propulsion and Power, 1995, 11(2):301-307.

[4] 劉世杰, 潘余, 劉衛東. 超燃沖壓發動機支板噴射燃料的燃燒過程試驗[J]. 航空動力學報, 2009, 24(1):55-59.

[5] 張彎洲, 樂嘉陵, 楊順華. 馬赫數4下氫氣自燃輔助乙烯點火實驗研究[J]. 推進技術, 2013, 34(12):1628-1635.

[6] 孫英英, 韓肇元, 司徒明. 高溫富油燃氣作引導火焰的煤油超燃研究[J]. 推進技術, 2001, 22(2):157-161.

[7] Yang V, Li J, Choi J Y. Ignition Transient in an Ethylene Fueled Scramjet Engine with Air Throttling Part II: Ignition and Flame Development[R]. AIAA,2010.

[8] 龔誠, 孫明波, 張順平, 等. 超聲速燃燒室氫氣強迫點火過程實驗[J]. 推進技術, 2012, 33(4):547-551.

[9] Masuya G, Choi B, Ichikawa N. Mixing and Combustion of Fuel Jet in Pseudo-Shock Waves[R]. AIAA,2002.

[10] Vinogradov V A, Alexandrov A F. The Effects of Plasma Formations on Ignition and Combustion[R]. AIAA,2004.

[11] Kim W, Do H, Mungal M G. Optimal Discharge Placement in Plasma-Assisted Combustion of a Methane Jet in Cross Flow[J]. Combustion and Flame 2008,153:603-615.

[12] Do H, Cappelli M A, Mungal M G. Plasma Assisted Cavity Flame Ignition in Supersonic Flows[J]. Combustion and Flame, 2010,157:1783-1794.

[13] Do H, Seong K, Cappelli M A，et al. Plasma Assisted Flame Ignition of Supersonic Flows over a Flat Wall[J]. Combustion and Flame, 2010,165:1681-1689.

[14] Firsov A A, Shurupov M A, Yarantsev D A. Plasma-assisted combustion in supersonic airflow: optimization of electrical discharge geometry[R]. AIAA,2014.

Design of experimental platform for plasma jet ignition in supersonic combustor

Dou Zhiguo1,3, Liu Yi1,2， Deng Youyi1

(1. State Key Laboratory of Laser Propulsion and Application, Equipment Academy, Beijing 101416, China;2. Beijing Research Center for Space Information Relay Transmission Technology, Beijing 100094, China;3. Training Department, Equipment Academy, Beijing 101416, China)

For the study of the ignition characteristics of the plasma jet in the supersonic combustor, an experimental platform for supersonic ignition and combustion which includes a supersonic direct combustion experimental rig, an ignition device, a flow field observation device and a measurement control system is designed. By using liquid kerosene and ethylene gas as fuel, and by adopting the method of the plasma jet ignition, the experimental platform is tested, and the effect of typical flame features and fuel injection position on the ignition characteristics is analyzed. The results show that this experimental platform can be used to test the plasma jet ignition in the supersonic combustor, which has the advantages of convenient operation and high experimental efficiency, and can provide the basis for the study of supersonic ignition and combustion.

supersonic combustor; plasma jet; ignition characteristics; experimental design

10.16791/j.cnki.sjg.2017.06.010

2016-11-04

竇志國(1963—)，男，內蒙古赤峰,碩士，教授，碩士研究生導師，主要從事先進推進技術研究.

E-mail：dou-zhiguo@tom.com

TK16-33

A

1002-4956(2017)06-0036-05

實驗技術與方法